载人航天器可更换舱外载荷接口通用设计与应用

为了充分利用空间暴露资源,载人航天器往往设计支持少量或大规模暴露试验的开展,暴露试验项目包括专用舱外载荷和可更换舱外载荷。载人航天器可更换舱外载荷是在航天员或机械臂照料下通过舱外载荷接口设备实现在轨安装和更换。针对不同可更换舱外载荷的接口需求不尽相同、不同载人航天器之间或同一载人航天器不同舱段之间的舱外载荷接口设备不同、载人航天器暴露试验平台在地面阶段无法与全部可更换舱外载荷进行接口匹配等技术难点,文章提出一种载人航天器可更换舱外载荷接口模块化、标准化的通用设计方法。舱外载荷接口按照安装接口、供电接口、信息接口、热接口等功能分类进行模块化设计,各功能模块相互独立;各功能模块对外接口采用标准化设计,同一类型接口的形式及定义均相同。经过在轨飞行应用,表明载人航天器可更换舱外载荷接口通用设计方法可行、正确,为载人航天器滚动开展较大规模的空间科学实验与技术试验提供了有力支撑。

基于橡胶隔振器的脉冲管制冷机微振动抑制研究

着眼于降低某航天器敏感载荷的微振动影响,重点探究了橡胶隔振器对载荷内部脉冲管制冷机的微振动抑制效果。首先对制冷机的微振源特性展开分析;其次结合敏感载荷的隔振需求,确定采取被动隔振的方案,并对橡胶隔振器的特性进行了准静态测试和扫频试验验证;对隔振系统进行了主动段发射条件下的力学承载性试验和常温下的微振动衰减试验,最终筛选出同时兼顾主动段和在轨工作段需求的橡胶隔振器。试验结果表明:装配有隔振系统的制冷机组件能够承受住主动段发射冲击,结构稳定性高,微振动衰减效能达34.12 dB,满足>24 dB的预期要求。研究结果可为制冷机微振动抑制提供技术参考,优化后续的整体设计。

星载高速跨阻放大器电离总剂量效应研究

为得到卫星搭载的高速跨阻运算放大器在星载环境中长时间工作后的性能变化情况,对3款增益带宽积大于1 GHz的高速跨阻放大器芯片关键特征参数的电离总剂量损伤特性及变化规律进行了试验研究。辐照试验在^(60)Coγ射线源上采用高温加速评估的方法完成,辐照到放大器芯片上的剂量率为0.3~0.5 Gy(Si)/s。分析了放大器芯片输出偏置、输出噪声和带宽等关键电参数在辐照前后及高温(85℃±6℃)退火前后的特性,讨论了引起电参数变化的机理。结果表明,经过两轮150 Gy(Si)剂量辐照及高温退火后,放大器芯片的输出偏置和输出噪声水平无明显变化,时域脉冲响应正常,-3 dB带宽减小了3%左右。带宽为3款高速跨阻放大器芯片的辐射敏感参数,其变化与电离辐射在SiO_(2)/Si界面引起正电荷建立和界面态直接相关。辐照后的芯片仍然能够满足高带宽测试情况下的需求,150 Gy(Si)为电参数和功能合格的累积剂量。

大型载人航天器舱外试验支持技术

为舱外试验提供支持和保障条件是大型载人航天器的重要任务,文章根据大型载人航天器舱外载荷的不同类型,提出了标准舱外载荷试验平台和大型舱外载荷试验平台总体设计方案,阐述了舱外载荷试验平台对试验项目的支持资源,明确了舱外载荷试验平台在轨应用流程,并介绍了舱外载荷试验平台的地面验证情况。最后,总结了大型载人航天器舱外试验支持技术的特点,对该技术的在轨应用和验证情况进行了说明,并对技术应用于在轨服务和在轨设施建造任务进行了展望。

大型载人航天器载荷数据传输系统设计

针对大型载人航天器舱内/舱外试验载荷多、试验数据量大、数据传输要求高的特点,提出基于光纤以太网技术的载荷数据传输系统设计方法,分为骨干传输层和汇聚接入层,采用双环+树形的网络拓扑结构,配置千兆、万兆以太网光纤接口,通过光缆与各试验载荷相连,为大型载人航天器舱内/舱外各类试验载荷提供高速数据传输和下行通道服务。经过在轨飞行应用,表明基于光纤以太网的载荷数据传输系统设计方法合理、可行,为大型载人航天器持续滚动开展较大规模的空间科学实验与技术试验提供了有力保证。

新型近等强度高阻尼航天载荷隔振器研究

针对某航天载荷,设计出一种新型的具有近等强度、高阻尼、兼顾冲击保护等特点的航天载荷隔振器。考虑到安全性对于航天应用尤为重要,在隔振器支架的设计中引入了等强度理论,将应力集中现象显著降低,与未应用等强度设计的结构相比,安全系数提高了0.4倍。在隔振器阻尼材料的设计中,应用阻尼材料能量耗散理论及Rongong修正模态应变能方法,设计了新颖的梳状剪切型阻尼结构。这种结构使隔振器具有高等效阻尼比。同时,所设计的隔振器等效阻尼比处于最佳冲击衰减性能的范围。最后,通过由30个隔振器组成的隔振系统的正弦扫频与随机振动试验验证了隔振器能有效抑制中低频共振,衰减宽频带上随机振动。

航天器发射阶段声振环境载荷控制技术研究进展

航天器在发射阶段承受各种恶劣而复杂的声振环境载荷,严重影响着航天器的可靠性。目前,关于改善发射阶段航天器所承受的力学环境、切断振动噪声传播路径的相关研究已得到世界各国航天技术研究机构的重视。其中,各种声振环境载荷以透射声或结构声辐射的形式传递到整流罩内部后,将会在整流罩内形成恶劣声学环境——高声压级的噪声环境。主要对整流罩内噪声的主、被动控制技术的国外研究进展进行系统地综述和分析,以期对我国相关领域的技术研究及应用有所启示。

考虑导轨间隙的在轨分离动力学计算方法

传统在轨分离载荷动力学分析未考虑实际导轨的实时接触,无法准确分析分离时刻载荷的速度和角速度.针对半圆形双导轨,研究了空间导轨与定向器接触的特点及形式,基于分离装置的几何构型提出了一种确定发生相对轴向运动时导轨与定向器潜在接触对的方法,所提方法考虑了载荷轴线与导轨轴线的空间夹角,保证了分离后期接触检测的准确性,并可推广至多导轨接触计算.基于Lankarani与Nikravesh的连续接触力模型计算法向碰撞力,采用修正的Coulomb模型计算切向摩擦力.最后对飘浮基挠性航天器在轨分离载荷模型进行数值分析,验证了方法的有效性.结果表明导轨间隙增大了接触碰撞力,且随间隙的增大垂直于载荷分离方向的速度和角速度增大,导轨间隙使基座的转动与挠性附件强烈耦合,对航天器的稳定性造成影响.

有效载荷数据管理系统新技术实验

为满足在未来航天器上进行科学实验和空间探测的有效载荷数据采集、处理、存储、综合传输和数据管理需求 ,研制了中国第一个有效载荷数据管理系统 ;该系统在设计上采用了具有 90年代国际水平的多项先进技术 ,如采用先进的国际空间数据系统咨询委员会标准进行数据传输、以 15 5 3 B总线构成系统通信网络、大容量固态存储技术、高速多路复接器和数据管理系统软件。介绍了有效载荷数据管理系统及其技术特点 ,系统主要关键技术的设计与实现 ,以及由主要关键技术构成的缩微系统的在轨试验情况和结果。

在轨释放、分离载荷动力学仿真研究

某些航天器需要在飞行过程中释放、分离载荷,由此涉及的动力学问题,关系到航天器平台与载荷的控制。文章主要对此类航天器的多体动力学问题进行研究,基于机械系统动力学仿真分析(ADAMS)软件平台建立了包括航天器平台、载荷和两类分离机构等在内的仿真模型,通过对三种在轨释放、分离载荷方案的分离过程动力学仿真结果对比分析以及参数化仿真分析,为载荷释放、分离方案设计提供参考。

无扰载荷航天器相对运动动力学建模

为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控制的特殊性,建立了SM相对PM的相对姿态动力学模型和PM相对SM的相对平动动力学模型,然后采用比例微分(PD)控制方法设计了DFP航天器的控制系统。数值仿真结果表明,定向状态或姿态机动过程PM与SM六自由度相对运动均满足非接触式作动器作用范围的要求,既可保证PM与SM无机械接触,又可实现对PM精确定向和姿态机动,说明六自由度相对运动动力学建模对研究DFP航天器具有重要意义。

航天器局部载荷模态分析方法研究

文章在介绍了模态试验基本方法和基本原理的基础上,着重探讨了锤击法测量航天器局部载荷结构的模态试验方法。通过对该载荷不同方向的激励,得到了其各个方向的模态频率、模态阻尼和模态振型,为航天器有效载荷设计及修改提供参考意见。

有效载荷机柜结构优化设计

有效载荷机柜是载人航天器密封舱内安装有效载荷的重要结构,在设计上既要具备一定的刚度保证,以满足发射力学环境要求,又要通过减轻自身重量来提高有效载荷发射能力。文章根据载人航天器密封舱的基本结构设计要求,完成了有效载荷机柜结构的基线设计,进行了有效载荷机柜的有限元建模和模态分析,以减重为目标,刚度为约束条件,完成了有效载荷机柜结构优化设计,并基于敏感度分析得到了有效载荷机柜结构设计参数对其刚度的影响关系。文章的分析思路和研究结果对工程设计具有指导意义。

传统星-箭连接PAF的改进及其减振性能

为实现发射段卫星的整星减振,提出了一种改进传统星-箭连接适配器(PAF)以增大其阻尼的方法。根据建立的PAF-卫星系统纵向振动简化模型,分析了改进型PAF阻尼比、质量比和频率比对振动传递率的影响。有限元仿真结果表明,该改进方法可获得较好的整星减振性能,且方法简单,易于工程实现。

航天器研制全过程污染控制工程

污染控制体系的完善,控制技术的成熟,对航天器研制至关重要,本文简要说明了污染控制的重要性,以及由于污染造成航天器失效的例子,比较详细地介绍了航天器项目各阶段污染控制的一些方法,最后简要介绍了污染领域的发展方向和急需解决的问题。

航天器有效载荷高可靠集成仿真测试系统设计

随着航天器有效载荷的种类、功能及结构日趋复杂,对集成仿真测试系统的功能和性能要求也越来越高;有效载荷集成仿真测试系统是进行有效载荷系统级电性能联试、整器综合测试和发射场测试的重要工具;为满足不同领域、不同类型有效载荷的仿真测试需求,提高系统集成测试与验证的工作效率和适应性,在分布式高性能计算机网络体系结构基础上,提出一种航天器有效载荷集成仿真测试系统的设计架构;该系统遵从"强内聚、松耦合"的先进设计思想,各组成模块可以根据测试需要进行灵活重组,用于有效载荷研发的各个阶段,具有可靠性高、灵活性强、快速重构和扩展升级的优势;对有效载荷集成仿真测试系统中各测试设备的功能、组成及具体方案进行了详细介绍。

星载合成孔径雷达的原理、组成和性能

对星载合成孔径雷达的工作原理及其特点、信号特征和分辨率，着重从物理概念上进行阐述。以加拿大Ｒａｄａｒｓａｔ为例，介绍了星载ＳＡＲ的组成原理，概述了各个子系统的功能。并把星载合成孔径雷达的性能参数分成空间性能参数。

美国调整军事航天器的发展策略

美国对军事航天器的依赖性不断增强,也面临着航天器越来越长的研制周期和越来越高的研制成本,因此,改变军事航天器的发展策略成为当务之急。美国为提升战场实战能力正在进行发展思路的战略性调整,主要包括:拓展搭载军事有效载荷的途径;推进将大型卫星有效载荷拆分成小卫星的模式;开发分布式军事太空系统结构;对运载资源挖潜;优化商业模式实现业务拓展。对已有卫星的后续系统,进行规模改造与能力提升途径的调整,主要包括:对于军事通信卫星,扩大宽带或"超高频"(SHF)系统,突出窄带或"特高频"(UHF)系统及"先进极高频"(AEHF)系统;分步升级GPS的地面部分,将GPS-3提升为国家关键基础设施;确保导弹预警卫星系统重点。在开发新系统时,美国注重提高效能和降低成本,发展有效的支持能力和低成本小卫星系统,提高低成本机动发射和快速进入太空的能力,并以轨道资源利用为目的开拓新途径。

量子科学实验卫星对地面站高精度指向解决方案

空间飞行器采用特定的飞行姿态,使飞行器上的载荷精确探测感兴趣的地区或目标,实现目标信息提取的飞行任务。文中提出了对地面站指向模式下的两种实现方案,同时对多个相关状态转换矩阵的影响量级进行了评估分析。以两种指向实现方案互为备份,将大大提高飞行器姿控系统对站指向的可靠度,确保姿态指向模式的可靠而有效地实现。

反电动势对无扰载荷航天器精确定向的影响

无扰载荷航天器中非接触式作动器反电动势会引起有效载荷模块与支持模块之间的耦合,影响有效载荷模块的精确定向性能。通过建立无扰载荷航天器的耦合动力学模型,分析非接触式作动器反电动势对有效载荷模块精确定向性能的影响。考虑六支杆立方构型无扰载荷接口,结合拉格朗日方程和牛顿欧拉方法建立有效载荷模块平台动力学模型。推导非接触式作动器的输出力模型,并引入有效载荷模块平台动力学模型,给出考虑非接触式作动器反电动势的耦合动力学模型。将支持模块上飞轮动静不平衡引起的谐振作为干扰力矩,建立了无扰载荷航天器在轨定向状态的Simulink仿真模型。仿真结果表明,反电动势系数越大,干扰力矩对有效载荷模块的影响越大,有效载荷模块精确定向精度越低。